[发明专利]一种航空发动机锻造叶片用GH4720Li高温合金及制备方法及应用、合金铸锭

说明书

本申请涉及合金制造方法的领域，具体公开了一种航空发动机锻造叶片用GH4720Li高温合金及制备方法及应用、合金铸锭。一种航空发动机锻造叶片用GH4720Li高温合金由以下重量分数的元素组成，C：0.006‑0.012%；Ti：4.95‑5.20%；Al：2.45‑2.65%；O≤0.002%；N≤0.0032%；Ni为余量。其制备方法为：真空感应熔炼、真空自耗熔炼与合金铸锭均匀化退火。本申请的合金用于制备锻造坯料或叶片锻件，750℃下的屈服强度可达到900MPa以上，抗拉强度可达到1110MPa以上，且在合金显微组织分析中，未发现明显有害TCP相析出，无异常夹杂物聚集。

技术领域

本申请涉及合金制造方法的技术领域，更具体地说，它涉及一种航空发动机锻造叶片用GH4720Li高温合金及制备方法及应用、合金铸锭。

背景技术

锻造叶片已被广泛应用于航空发动机压气机中，尤其是作为高压压气机的末级叶片。目前，锻造叶片使用的高温合金主要为GH4169镍基高温合金，其长期稳定服役最高温度为650℃。而新型航空发动机的高压压气机末级转子叶片的最高使用温度已达到了730℃，长时服役温度也达到了650-700℃，因此，GH4169镍基高温合金在650-700℃下的组织稳定性已无法满足使用要求。

另外，定向凝固高温合金叶片和单晶高温合金叶片的使用温度可达到1000℃以上，可满足新型航空发动机的高压压气机末级叶片的服役温度，但制备成本高、周期长、成品率低，且使用温度远高于压气机叶片的服役温度，目前主要用于涡轮部位的叶片。

随着新型高温合金的研制，发现GH4720Li高温合金具有优异高温稳定性和高温强度，能够满足锻造叶片在650-750℃下的服役，通过增加Co、Cr、Al、Ti、W、Mo等合金强化相形成元素，能够满足高温稳定性和高温强度，但由于加入过多合金化的元素，GH4720Li高温合金的合金化程度较高，导致材料冶炼过程成分偏析较为严重，从而导致GH4720Li高温合金的塑性较差。另外，对GH4720Li高温合金内的夹杂物要求也较为严格，而夹杂物的控制又较为困难。成分偏析及夹杂物的含量都会直接导致GH4720Li高温合金的制备及性能。

发明内容

为了提供低碳、低夹杂物的镍基高温合金GH4720Li，本申请提供一种航空发动机锻造叶片用GH4720Li高温合金及制备方法及应用、合金铸锭，使GH4720Li镍基高温合金在750℃下的组织均匀且力学性能较高。

第一方面，本申请提供一种航空发动机锻造叶片用GH4720Li高温合金，采用如下的技术方案：

一种航空发动机锻造叶片用GH4720Li高温合金，由以下重量分数的元素组成，C：0.006-0.012％；Cr：16.0-17.0％；Ti：4.95-5.20％；Al：2.45-2.65％；B：0.01-0.02％；Co：14.00-15.00％；W：1.10-1.40％；Mo：2.75-3.25％；Zr：0.025-0.05％；Fe≤0.50％；Si≤0.2％；P≤0.01％；S≤0.002％；O≤0.002％；N≤0.0032％，Ni为余量。

通过采用上述技术方案，为了满足叶片锻件对拉伸强度与屈服强度较高的要求，本申请中GH4720Li高温合金通过将C元素控制在更低的范围内，降低碳化物和碳氮化物等夹杂物的形成，更有利于GH4720Li高温合金、合金铸锭或者叶片锻件力学性能的提高。

Ni、Al与Ti元素，Ni元素是GH4720Li高温合金的基体组成元素和析出强化相γ′的形成元素，而元素Al与Ti是GH4720Li高温合金γ′强化相的重要组成元素。

W与Mo同时添加可起到复合固溶强化作用；适量的Cr元素能提高合金的抗热腐蚀和抗氧化性能；B与Zr有利于合金制备过程中的强韧性；Fe与Co元素可提高变形镍基高温合金的热延性能，可改善合金冶炼和锻造的热加工性能。